李得天，張偉文，張?zhí)炱?，?寧，孟 偉，唐?？。瑮罡Ｈ?/p>

（蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，蘭州 730000）

空間電推進(jìn)地面綜合測(cè)試評(píng)價(jià)技術(shù)研究

李得天，張偉文，張?zhí)炱?，?寧，孟 偉，唐?？?，楊福全

（蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，蘭州 730000）

推力/比沖、羽流效應(yīng)及電磁兼容是空間電推進(jìn)產(chǎn)品測(cè)試評(píng)價(jià)的主要內(nèi)容。綜述了光學(xué)測(cè)量法、雙鐘擺法、扭秤法、三絲扭擺法及電磁補(bǔ)償法等方法，并提出改進(jìn)的推力測(cè)量方法。對(duì)羽流等離子體基本參數(shù)、羽流離子電流密度分布、羽流離子能量分布、羽流雙電荷離子比例、羽流濺射物沉積污染等羽流評(píng)價(jià)技術(shù)，經(jīng)方案對(duì)比提出了現(xiàn)階段最適宜的測(cè)試方法，分別是朗繆爾探針、法拉第探針、RPA、E×B探針、QCM等方法。電磁兼容性測(cè)試領(lǐng)域，根據(jù)電推進(jìn)的工作特點(diǎn)，提出了基于透波副艙的實(shí)驗(yàn)方法。為空間電推進(jìn)地面綜合測(cè)試評(píng)價(jià)提供方法和測(cè)試手段。

空間電推進(jìn)；地面試驗(yàn)；推力/比沖；羽流效應(yīng)；電磁兼容

0 引言

空間電推進(jìn)技術(shù)是降低航天器在軌運(yùn)行成本，提高市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力的主流技術(shù)，是否應(yīng)用電推進(jìn)已成為衡量航天器先進(jìn)性和競(jìng)爭(zhēng)力的重要標(biāo)志。電推進(jìn)地面綜合測(cè)試技術(shù)是電推進(jìn)新產(chǎn)品開(kāi)發(fā)、型號(hào)研制、產(chǎn)品可靠性和壽命驗(yàn)證不可或缺的重要保障手段。電推進(jìn)產(chǎn)品推力/比沖、羽流效應(yīng)及電磁兼容性等電推進(jìn)關(guān)鍵特性的測(cè)試方法，適用于現(xiàn)階段電推進(jìn)技術(shù)研究的綜合測(cè)試評(píng)價(jià)方法。

1 推力/比沖測(cè)評(píng)技術(shù)

電推進(jìn)的比沖，根據(jù)式（1）可以計(jì)算。

式中：Is為比沖；F為推力；m?為推進(jìn)劑流率；g為重力加速度。因此，比沖的獲得除了需要推力測(cè)量外，還需精確的控制測(cè)量推進(jìn)劑流率。

1.1 推力測(cè)試評(píng)價(jià)技術(shù)

1.1.1 光學(xué)測(cè)量法

普林斯頓大學(xué)電推進(jìn)和等離子體動(dòng)力學(xué)實(shí)驗(yàn)室，針對(duì)高功率電推進(jìn)[1]根據(jù)光學(xué)測(cè)量法研制的推力測(cè)量裝置，如圖1所示。推力器安裝于右側(cè)測(cè)量平臺(tái)上，測(cè)量平臺(tái)由銅質(zhì)柔性支撐桿支撐。

圖1 光學(xué)測(cè)量法推力測(cè)量裝置結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 The structural diagram for the thrust measuring device based on optical methods

根據(jù)激光干涉儀測(cè)量擺偏轉(zhuǎn)角位移的原理，能夠提高測(cè)量裝置的靈敏度，解決標(biāo)準(zhǔn)倒擺測(cè)量裝置分辨率不夠的問(wèn)題，也由此消除了標(biāo)準(zhǔn)測(cè)量裝置的電磁干擾問(wèn)題。為解決熱負(fù)載帶來(lái)的漂移影響，在改進(jìn)冷卻單元的基礎(chǔ)上，增加了熱負(fù)載漂移補(bǔ)償配重，保證了推力器支架始終垂直于地面。測(cè)量范圍為1～500 mN，測(cè)量精度為1.0%。

1.1.2 扭秤平衡法

噴氣動(dòng)力實(shí)驗(yàn)室[2]、美國(guó)BUSEK公司[3]及NASA格倫中心（原劉易斯中心）[4]研制了扭矩平衡設(shè)計(jì)的微推力測(cè)量裝置，結(jié)構(gòu)如圖2所示，推力器固定于水平臂的一端，另外一端放置配重塊。水平臂由兩個(gè)柔性樞軸支撐，另外裝置整體采取減震措施，降低外部振動(dòng)影響。

根據(jù)測(cè)量裝置的原理，能夠測(cè)量脈沖推力（沖量）和穩(wěn)態(tài)連續(xù)推力。測(cè)量過(guò)程中需要測(cè)量轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、力臂長(zhǎng)度、彈簧常數(shù)、偏轉(zhuǎn)角度等參數(shù)，通過(guò)數(shù)據(jù)處理獲得被測(cè)推力器推力值。其中轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、力臂長(zhǎng)度、彈簧常數(shù)通過(guò)標(biāo)定的方法獲得，采用壓電傳感器在標(biāo)定錘處輸入確定沖量，測(cè)量裝置響應(yīng)并進(jìn)行擬合得出上述參數(shù)；初始角速度和偏轉(zhuǎn)角度通過(guò)線性電壓位移變送器測(cè)量。測(cè)量裝置的推力測(cè)量范圍為1～100 μN(yùn)，推力分辨率優(yōu)于1 μN(yùn)。

圖2 基于扭秤平衡法的推力測(cè)量結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 The structural diagram for the thrust measuring device based on torsion balance

1.1.3 雙鐘擺法

意大利的Alta公司是歐洲電推進(jìn)專業(yè)的研制機(jī)構(gòu)，根據(jù)雙鐘擺構(gòu)造設(shè)計(jì)了推力測(cè)量裝置TMS（Thrust Measurement Systems）[5]。通過(guò)高精度應(yīng)變計(jì)測(cè)量沿主方向的彎曲產(chǎn)生的位移來(lái)獲得推力，滿足寬推力范圍內(nèi)的連續(xù)測(cè)量要求，TMS結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 TMS裝置的結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 The structural diagram for the TMS

在推力器工作前的校準(zhǔn)階段，如圖3所示，水平測(cè)量?jī)x3用來(lái)確定推力基線并減小系統(tǒng)位移漂移，使具備該系統(tǒng)具備在線標(biāo)定的能力。滑動(dòng)架4和推力測(cè)量模塊5置于測(cè)量平臺(tái)2上，推力器7通過(guò)轉(zhuǎn)接工裝安裝在支架6上?；趹?yīng)變計(jì)測(cè)量滑動(dòng)架4和推力測(cè)量模塊5之間的彎曲應(yīng)變，通過(guò)數(shù)據(jù)處理獲得推力器的推力。

1.1.4 三絲扭擺法

該方法采用扭矩平衡和光杠桿放大的原理[6]，將推力器的微小推力轉(zhuǎn)化為光斑的大位移。通過(guò)砝碼進(jìn)行在線標(biāo)定，以消除環(huán)境和熱等外界因素的影響。

扭擺平臺(tái)被三根絲線吊起，利用配重調(diào)整平臺(tái)平衡使三根絲線均勻受力。推力器工作時(shí)，產(chǎn)生的推力對(duì)平臺(tái)產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)力矩，使其發(fā)生偏轉(zhuǎn)。平臺(tái)上的反射鏡與扭擺會(huì)一同發(fā)生偏轉(zhuǎn)，使激光光斑在從標(biāo)尺上的位置發(fā)生移動(dòng)，移動(dòng)距離與推力成正比，通過(guò)數(shù)據(jù)處理獲得推力器的推力。測(cè)量原理圖，如圖4所示，該方法在推力測(cè)量范圍內(nèi)的不確定度最小為1.5%。

圖4 三絲扭擺推力測(cè)量裝置原理圖Fig.4 The schematic diagram for the thrust measuring device based on three-wire torsion pendulum

1.1.5 電磁補(bǔ)償法

北京航空航天大學(xué)針對(duì)小推力的測(cè)量問(wèn)題，開(kāi)發(fā)了一套電磁動(dòng)態(tài)測(cè)力天平裝置[7]，利用了電磁反饋補(bǔ)償法來(lái)使得天平工作在隨遇平衡狀態(tài)，采用雙重隔熱板進(jìn)行熱防護(hù)，使得設(shè)備能夠進(jìn)行短時(shí)間的穩(wěn)態(tài)推力測(cè)量。測(cè)量范圍為1～1 000 mN，誤差小于滿量程的2.0%。

測(cè)量裝置測(cè)量推力器推力時(shí)，微推力架的運(yùn)動(dòng)遵循牛頓定律。使用功率放大電路對(duì)測(cè)量信號(hào)進(jìn)行放大；控制流入線圈的電流大小，使線圈和永磁體之間產(chǎn)生電磁力，作為一個(gè)負(fù)反饋施加到微推力架機(jī)械結(jié)構(gòu)上；通過(guò)標(biāo)定，得出電磁力與線圈中電流的關(guān)系；測(cè)量輸出的采樣電阻兩端電壓獲得推力值。

1.1.6 推力測(cè)量方案研究

從國(guó)內(nèi)外的推力測(cè)量方法和裝置性能來(lái)看，各種測(cè)量原理的推力測(cè)量方法技術(shù)特點(diǎn)匯總為表1。

表1 典型推力測(cè)量裝置匯總Table1 The summary of the typical thrust measuring device

電推進(jìn)產(chǎn)品的推力測(cè)量過(guò)程中，存在兩個(gè)顯著的困難：一是電推進(jìn)輸出推力為微小推力（毫牛量級(jí)甚至微牛量級(jí)），測(cè)量精度要求高；二是電推力器工作環(huán)境為等離子體環(huán)境，測(cè)量裝置與等離子體環(huán)境存在相容性問(wèn)題。針對(duì)推力測(cè)量過(guò)程中存在的困難，結(jié)合國(guó)內(nèi)外現(xiàn)有推力測(cè)量方案的技術(shù)特點(diǎn)，提出了激光干涉儀的電推進(jìn)微推力測(cè)量方法，測(cè)量裝置原理，如圖5所示。利用彈性桿將推力器吊裝在真空室艙壁上，彈性桿兩端使用鉚釘剛性固接；調(diào)節(jié)激光測(cè)距儀位置與方向，使激光光路滿足測(cè)距要求；在推力器前方安裝反射鏡，當(dāng)推力器引出束流時(shí)，推力引起彈性桿彎曲，通過(guò)真空室外的激光測(cè)長(zhǎng)儀精確測(cè)量引出束流前后，推力器產(chǎn)生的微小位移x，帶入式（2）中就可算出推力F。式（2）中的系數(shù)k通過(guò)圖5中“校準(zhǔn)用法碼”來(lái)確定，方法是分別測(cè)量懸掛2 g、3 g、4 g、5 g砝碼時(shí)的推力器位移，帶入公式中校準(zhǔn)k值。

圖5 推力測(cè)量裝置及原理圖Fig.5 The schematic diagram for the thrust measuring device based on optical methods

裝置已在LIPS-200、LIPS-300及LHT-100等類(lèi)型的電推力器上進(jìn)行了測(cè)試驗(yàn)證，測(cè)量范圍為1～100 mN，測(cè)量精度為±1.0 mN。由于設(shè)備工作環(huán)境復(fù)雜，外部振動(dòng)影響較大，導(dǎo)致使用過(guò)程光路的穩(wěn)定性有所下降，推力測(cè)量的精確度和穩(wěn)定性有進(jìn)一步提升的潛能。

1.2 氣體微流率控制技術(shù)

由于電推進(jìn)的推進(jìn)劑供給流率為每秒幾毫克甚至亞毫克的量級(jí)，需要較高的氣體壓力。傳統(tǒng)并已成熟應(yīng)用的微流率控制器，主要基于金屬毛細(xì)管式、節(jié)流孔板式及金屬多孔材料式。

微流率控制器以金屬毛細(xì)管式和節(jié)流孔板式為主，其中金屬毛細(xì)管式在工作過(guò)程中，壓力差變化會(huì)造成流率的較大變化，此外溫度和氣體負(fù)載變化也會(huì)對(duì)流率造成影響，并需要防止毛細(xì)管堵塞；而節(jié)流孔式的流率變化較均勻，溫度和負(fù)載變化對(duì)流率影響較小。俄羅斯法克爾設(shè)計(jì)局（Fakel）設(shè)計(jì)的微流率控制器[8]已在SPT-100霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)中獲得應(yīng)用?？刂品绞綖橹鲃?dòng)控制，兩級(jí)結(jié)構(gòu)，前級(jí)熱調(diào)節(jié)閥采用的是毛細(xì)管式，后級(jí)節(jié)流分配器采用的是節(jié)流孔板式。

金屬多孔材料的流量控制技術(shù)，具有出口壓力波動(dòng)范圍小、精度高的特點(diǎn)，已在“深空一號(hào)”探測(cè)器、“STRV-1C”衛(wèi)星及“XIPS”離子電推進(jìn)裝置上獲得應(yīng)用[9-11]。

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外開(kāi)始研制比例流量控制閥，控制方法具有高精度、寬范圍、低噪聲調(diào)控的優(yōu)點(diǎn)。根據(jù)推進(jìn)劑流量調(diào)節(jié)原理的差異，比例流量控制閥大致可分為三種：磁致式、壓電式及電熱式。磁致式比例流量控制閥是以磁致伸縮材料為基礎(chǔ)[12]，利用磁致伸縮材料在外加磁場(chǎng)作用下內(nèi)部磁疇的磁化方向重新排布產(chǎn)生宏觀尺寸變化的特性和微小流量通道的節(jié)流作用，在恒定入口推進(jìn)劑壓力的情況下，通過(guò)調(diào)節(jié)和控制磁致伸縮材料應(yīng)變量進(jìn)而改變流道的結(jié)構(gòu)尺寸，實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑微小流量的精準(zhǔn)調(diào)節(jié)；與磁致式比例流量控制閥調(diào)節(jié)機(jī)理相類(lèi)似，壓電式比例流量控制閥同樣以改變流體的流量通道最終實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑流量的精確調(diào)節(jié)[13]，壓電式比例流量控制閥采用的是壓電陶瓷材料，利用逆壓電效應(yīng)，通過(guò)改變外加電場(chǎng)的強(qiáng)弱達(dá)到調(diào)整材料應(yīng)變量并實(shí)現(xiàn)流量通道的改變。區(qū)別于上述改變流量通道的方式，電熱式比例流量控制閥，利用小孔節(jié)流原理和推進(jìn)劑黏性隨溫度變化明顯的特性[14]，通過(guò)調(diào)節(jié)溫度實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑微小流量的調(diào)節(jié)。磁致式比例流量控制閥已在地球重力場(chǎng)和海洋環(huán)流探測(cè)器（GOCE）的離子電推進(jìn)裝置中獲得了應(yīng)用[15]。

比例調(diào)節(jié)閥工程化實(shí)現(xiàn)技術(shù)難度高，根據(jù)金屬多孔材料式的原理，研制了整體式結(jié)構(gòu)金屬多孔材料微流率控制器[16]，并針對(duì)金屬多孔材料的固有特性，通過(guò)反復(fù)實(shí)驗(yàn)和校準(zhǔn)[17]，保證了各微流率控制器間的精確匹配，實(shí)現(xiàn)了對(duì)電推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)劑氣體微流率精確控制。并同步開(kāi)展了比例流量控制閥的比例流量供氣方式的關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，為后續(xù)電推進(jìn)性能提升提供技術(shù)儲(chǔ)備。

2 羽流效應(yīng)評(píng)價(jià)技術(shù)

為準(zhǔn)確評(píng)價(jià)電推進(jìn)裝置的羽流效應(yīng)，必須從羽流等離子體基本參數(shù)、羽流離子電流密度分布、羽流離子能量分布、羽流雙電荷離子比例、羽流濺射物沉積污染等方面開(kāi)展全面的診斷測(cè)試。

2.1 羽流等離子體基本參數(shù)診斷測(cè)試技術(shù)

羽流等離子的基本參數(shù)包括：電子溫度、電子密度、等離子體勢(shì)。通過(guò)測(cè)試這三個(gè)基本參數(shù)，能夠獲得羽流等離子體的基本特性。

朗繆爾探針是測(cè)量離子推力器低密度羽流等離子體特性理想的診斷裝置[18-21]。該探針結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、易于實(shí)現(xiàn)，所含的信息量豐富，能夠提供電子溫度、等離子體勢(shì)和等離子體密度等參數(shù)信息。朗繆爾探針的形狀有球形、圓柱形、平面型，測(cè)試方式有單探針、雙探針、三探針三種形式。故在電推進(jìn)領(lǐng)域，朗繆爾探針主要用于測(cè)試等離子體電子溫度、電子密度。

等離子體勢(shì)的測(cè)試也可采用發(fā)射探針（Emissive Probe）[19，22-25]。浮動(dòng)發(fā)射探針用于測(cè)量等離子體勢(shì)，探針由固定于氧化鋁絕緣管上的鎢絲環(huán)組成，給鎢絲加電流使其達(dá)到熱電子發(fā)射點(diǎn)，發(fā)射電子中和探針周?chē)适沟锰结樃∮诰钟虻入x子體勢(shì)。主要優(yōu)點(diǎn)是能夠?qū)Φ入x子體勢(shì)進(jìn)行直接測(cè)量而不需進(jìn)行電壓掃描，但其測(cè)量需要發(fā)射熱電子，對(duì)測(cè)量對(duì)象存在影響。

朗繆爾探針?lè)ǐ@得的信息較多，對(duì)等離子體狀態(tài)的干擾相對(duì)較小、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，滿足現(xiàn)階段電推力器羽流等離子體參數(shù)的測(cè)試需要。

2.2 羽流離子電流密度分布

羽流離子電流密度分布測(cè)試，采用法拉第探針。法拉第探針是最簡(jiǎn)單的離子推力器羽流測(cè)試裝置[19，22，26-34]。羽流離子電流密度分布的測(cè)試結(jié)果用于計(jì)算束流平直度系數(shù)、束發(fā)散半角、推力計(jì)算修正系數(shù)等評(píng)價(jià)電推力器性能的關(guān)鍵參數(shù)。

法拉第探針主要有裸露型、準(zhǔn)直型、磁過(guò)濾法拉第探針（MFFP）、柵極型等形式，其中裸露型法拉第探針結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、應(yīng)用最成熟。裸露型法拉第探針的缺點(diǎn)主要是不能區(qū)分羽流高速離子和交換電荷離子。國(guó)外離子推力器羽流特性研究中，離子電流密度分布測(cè)試主要采用裸露型法拉第探針。探針以和格倫中心（GRC）的圓盤(pán)形法拉第探針為典型代表。

國(guó)外測(cè)量方案，采用裸露型法拉第探針評(píng)估羽流離子電流密度分布，提出并設(shè)計(jì)了法拉第探針陣列，用于測(cè)量電推力器束流發(fā)散角及推力偏心角等羽流特性參數(shù)[35]。

2.3 羽流離子能量分布測(cè)試

羽流離子能量分布測(cè)試的診斷技術(shù)，包括阻滯能量分析法、平行板能量分析法、飛行時(shí)間質(zhì)譜法、分子束質(zhì)譜法等。

阻滯能量分析[36-37]（Retard-ing Potential Analyz?er，RPA）可以選擇性過(guò)濾離子。對(duì)于給定的柵極掃描電壓，只有能荷比（E/q）大于柵極電壓的離子，才能通過(guò)柵極到達(dá)收集極。RPA具有體積小、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、測(cè)試方便的諸多優(yōu)點(diǎn)。目前電推進(jìn)在軌飛行試驗(yàn)的羽流測(cè)試，采用朗繆爾探針與RPA的組合測(cè)量方法。

平行板能量分析[30，37]（Parallel-Plate Energy Ana?lyzer）測(cè)量原理，如圖6所示，由兩個(gè)間距為d的平行板組成，一板接地，另一板加正電壓Vr，離子通過(guò)樣品入口、漂移管進(jìn)入平板區(qū)，靜電場(chǎng)使得離子運(yùn)動(dòng)軌跡為拋物線。分析儀輸出為連接探測(cè)器的切口，只有離子能量電荷比為特定值的離子才能達(dá)到探測(cè)器。功能上與阻滯能量分析儀類(lèi)似，能夠區(qū)分不同能荷比的離子，但是不能單獨(dú)用來(lái)測(cè)量雙荷離子的比例。

圖6 平行板能量分析原理圖Fig.6 The schematic diagram for the parallel-plate energy analyzer

飛行時(shí)間質(zhì)譜[26]（Time of Flight Mass Spectrometer）一般用于平行板能量分析儀的終端，以區(qū)分離子類(lèi)型和電離狀態(tài)。一個(gè)靜電門(mén)用于關(guān)閉進(jìn)入平板分析儀入口的等離子體流。測(cè)試時(shí)開(kāi)啟靜電門(mén)，然后立即關(guān)閉該門(mén)（數(shù)毫秒）容許一股離子進(jìn)入漂移管。由于多電荷離子運(yùn)動(dòng)速度快，不同電荷離子到達(dá)離子收集器的時(shí)間不同，來(lái)區(qū)分不同電荷的離子。

分子束質(zhì)譜法[28]（Molecular Beam Mass Spectrometer）用于確定羽流等離子體的離子能量特性，實(shí)際為二合一儀器，第一部分為45°能量分析儀，能夠給出能量電荷比分布；第二部分為飛行時(shí)間質(zhì)譜儀，用于區(qū)分不同離子帶電狀態(tài)。結(jié)構(gòu)復(fù)雜，測(cè)量精度較高，能夠測(cè)量推力器放電室及加速柵極等部件的濺射腐蝕微量離子。

通過(guò)分析，綜合考慮測(cè)試方法的精度、測(cè)量可靠性及復(fù)雜程度，選擇阻滯能量分析法，作為電推力器的羽流離子能量分布測(cè)試方法。

2.4 羽流雙電荷離子比例測(cè)試

羽流雙電荷離子比例測(cè)試，采用E×B探針?lè)ê头肿邮|(zhì)譜法[38～40]。E×B探針?lè)?，探針結(jié)構(gòu)，如圖7所示。

圖7 E×B探針原理圖Fig.7 The schematic diagram for the E×B probe

探針主要由準(zhǔn)直套、電磁場(chǎng)區(qū)、飄移管、離子接收器組成。經(jīng)準(zhǔn)直套進(jìn)入電磁場(chǎng)區(qū)的離子速度方向平行于探針軸線。電場(chǎng)和磁場(chǎng)為均勻電場(chǎng)和磁場(chǎng)，二者相互正交，且分別與離子速度方向正交。離子受到電場(chǎng)力和洛侖茲力的作用，兩個(gè)力方向相反，合力由式（3）表示。

式中：e為電子電量；qi為離子所帶的電荷數(shù)；vi為離子的速度。對(duì)于給定速度的離子，可以調(diào)節(jié)兩電極板間電壓差，使離子受力為零。離子通過(guò)電磁場(chǎng)區(qū)不改變方向，被離子接收器接收形成探針電流，此時(shí)由式（3）可知，離子速度滿足式（4）：

對(duì)于離子推力器羽流中的離子，經(jīng)歷的加速電壓相同，不同荷電狀態(tài)的離子，具有不同的速度。應(yīng)用E×B探針可分離不同荷電狀態(tài)的離子，通過(guò)探針電流，計(jì)算出雙荷離子比例。

通過(guò)對(duì)比E×B探針?lè)ê头肿邮|(zhì)譜法的特點(diǎn)及結(jié)構(gòu)復(fù)雜性，單純測(cè)量羽流中雙荷離子比例時(shí)，采用E×B探針?lè)ㄅc分子束質(zhì)譜儀相比，結(jié)構(gòu)更簡(jiǎn)單緊湊。因此，選擇E×B探針?lè)ㄗ鳛殡娡屏ζ饔鹆麟p電荷離子比例的測(cè)量方案，并對(duì)離子推力器的雙電荷離子比例進(jìn)行了測(cè)量[41]。

2.5 羽流濺射物沉積污染測(cè)試

羽流濺射物沉積污染測(cè)試，采用石英晶體微量天平（QCM）[19，22]、QCM結(jié)構(gòu)，如圖8所示。主要由石英晶片、上下表面電極、支架等組成，測(cè)量敏感部位為晶片本身及表面電極。

圖8 QCM結(jié)構(gòu)示意圖Fig.8 The structural diagram for QCM

根據(jù)Sauerbrey公式，污染物質(zhì)量遠(yuǎn)小于振動(dòng)時(shí)總質(zhì)量，晶片質(zhì)量的增加，正比于諧振頻率的變化，由式（5）表述。

式中：Δm是晶片上沉積的污染物質(zhì)量；ρ為石英晶體的密度；Δf是頻率變化量；ν是剪切波速與石英晶片的切角和彈性剛度常數(shù)有關(guān)；f為石英晶片的諧振頻率；A為晶片面積。通過(guò)對(duì)頻率變化量Δf的監(jiān)測(cè)，可獲得晶片上沉積的污染物質(zhì)量Δm。

采用QCM法測(cè)量羽流濺射物污染沉積量，現(xiàn)已研制的QCM精度達(dá)10-10g/（cm2·s）量級(jí)，并測(cè)出LIPS-200離子推力器，在TS-6真空裝置中污染沉積速率為0.35×10-9g/（cm2·s）[42]。

3 電磁兼容性評(píng)價(jià)技術(shù)

電推進(jìn)系統(tǒng)相較傳統(tǒng)化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)，電推進(jìn)系統(tǒng)工作過(guò)程會(huì)產(chǎn)生電磁場(chǎng)環(huán)境，該環(huán)境對(duì)航天器的影響包含電磁兼容和電磁干擾測(cè)量?jī)蓚€(gè)方面[43]。又由于電推進(jìn)系統(tǒng)地面測(cè)試必須處于真空環(huán)境，而傳統(tǒng)的金屬外殼真空設(shè)備對(duì)電推力器工作過(guò)程產(chǎn)生的電磁輻射具有屏蔽作用，無(wú)法有效對(duì)其電磁兼容性進(jìn)行評(píng)價(jià)。

通過(guò)分析上述問(wèn)題，提出并設(shè)計(jì)了特殊材料的透波副艙。當(dāng)進(jìn)行EMC測(cè)試時(shí)，電推力器置于透波副艙中，真空下電推器發(fā)出的電磁輻射能夠穿透該副艙，被測(cè)試儀器所檢測(cè)，如圖9所示。

圖9 電推力器EMC測(cè)試布局圖Fig.9 The graph layout for EMC of the electric propulsion

試驗(yàn)環(huán)境處于EMC暗室中，針對(duì)不同電場(chǎng)輻射發(fā)射環(huán)境，選擇相應(yīng)的測(cè)試天線，并設(shè)計(jì)合理的天線擺放位置。實(shí)驗(yàn)過(guò)程將電推力器的電磁兼容性狀態(tài)，分為穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)兩種，其中穩(wěn)態(tài)是指推力器處于正常工作過(guò)程，瞬態(tài)是指推力器的開(kāi)關(guān)機(jī)過(guò)程。

4 結(jié)論

對(duì)近年來(lái)國(guó)內(nèi)外在空間電推進(jìn)地面測(cè)試領(lǐng)域的技術(shù)方法進(jìn)行了綜合評(píng)價(jià)。并在電推進(jìn)技術(shù)研究過(guò)程中，先后提出了光學(xué)原理的推力測(cè)量方案、金屬多孔材料熱節(jié)流器的微小流率控制方法等，用于表征電推力器主要性能的測(cè)試及控制方法。在空間電推進(jìn)羽流效應(yīng)評(píng)價(jià)方面，提出了朗繆爾探針、法拉第探針、RPA、E×B探針、QCM等測(cè)量法。在電磁兼容性測(cè)試方面，提出并實(shí)施了透波副艙的空間電推進(jìn)電磁輻射發(fā)射實(shí)驗(yàn)方法。

[1]CassadyLD，KodysAD，ChoueiriEY.Athruststandforhighpower steady-state plasma thrusters[C]//38th AIAA Joint Pro?pulsionConference，numberAIAA.2002，4118：7-10.

[2]Ziemer J K.Performance measurements using a sub-microne?wtonresolutionthruststand[J].IEPC，2001.

[3]Gamero-Casta?o M，Hruby V，Martínez-Sánchez M.A tor?sional balance that resolves sub-micro-Newton forces[C]//27th International Electric Propulsion Conference，Pasadena，CA，2001：15-19.

[4]Lake J P，Cavallaro G，Spanjers G，et al.Resonant operation of a micro-Newton thrust stand[R].Air Force Research Lab Ed?wardsAfbCaSpaceandMissilePropulsionDiv，2003.

[5]Cifali G，Misuri T，Rossetti P，et al.Preliminary characteriza?tion test of HET and RIT with Nitrogen and Oxygen[C]//Pro?ceedings of the 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propul?sionConferenceandExhibit，SanDiego，2011.

[6]寧中喜，范金蕤.三絲扭擺微推力在線測(cè)量方法及不確定度分析[J].測(cè)控技術(shù)，2012，31（5）：45-48.

[7]湯海濱，劉宇，趙寶瑞，等.一種電推力器用小推力測(cè)量系統(tǒng)[J].推進(jìn)技術(shù)，2001，22（2）：174-176.

[8]Day M，Maslennikov N，Randolph T，et al.SPT-100 subsys?tem qualification status[C]//Proc 34th AIAA/ASME/SAE/AS?EEJointPropulsionConfExhibit，1996：10-12.

[9]Rattenni，Jr L.Design and performance of the Orbital Star-2 propulsion subsystem[C]//37th Joint Propulsion Conference andExhibit，2001：3394.

[10]OtsapB，CardinJ，Sarver-VerheyT，etal.Photo-Chemically Etched Construction Technology for Digital Xenon Feed Sys?tems[C]//USA：ElectricRocketPropulsionSociety，2001.

[11]Schappell D T，Sankovic J M.The BMDO SBIR program，a magnetostrictive actuated，multi-function xenon gas valve[R].AIAA，1998：3496.

[12]Pehrson D M.Continuing Development of the Proportional Flow Control Valve（PFCV）for Electric Propulsion Systems[C]//30th International Electric Propulsion Conference，F(xiàn)lor?ence，Italy，2007.

[13]Matticari G，Noci G E，Siciliano P，et al.Next generation pro?pellant flow control components for electric propulsion sys?tems：Status of achievements at Alcatel Alenia Space Italia/Laben-Proel[C]//IEPC，2005：23.

[14]Schappell D，McLean C.Multi-function valve extended de?velopment testing[C]//35th Joint Propulsion Conference and Exhibit，1999：2561.

[15]Johannessen J A.The Four Candidate Earth Explorer Core Missions：Gravity Field and Steady State Ocean Circulation Mission[C]//ESAPublDivision，1999.

[16]胡竟，楊福全，孫運(yùn)奎，等.用多孔塞片實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑微小流率的控制[J].航天器環(huán)境工程，2015，32（1）：95-98.

[17]張滌新，郭美如，馮焱，等.定容式流導(dǎo)法微流量校準(zhǔn)裝置[J].真空科學(xué)與技術(shù)學(xué)報(bào)，2005，25（1）：21-25.

[18]KeeferD，SemakVV.Measurementsofradialandaxialdistri?butions of ion thruster plasma parameters using a Langmuir probe[R].AIAAPaper，1996.

[19]PacrosAAE.InstrumentsdesignandtestingforaHallthrust?er plume experiment on the space shuttle[D].Massachusetts InstituteofTechnology，2002.

[20]Byrne L，Gatsonis N，Pencil E.Triple Langmuir probe mea?surements in the plume and backflow region of a pulsed plas?ma thruster[C]//37th Joint Propulsion Conference and Exhib?it，2001：3640.

[21]WarnerNZ.Performancetestingandinternalprobemeasure?ments of a high specific impulse hall thruster[D].Massachu?settsInstituteofTechnology，2003.

[22]Azziz Y.Instrument development and plasma measurements on a 200-watt Hall thruster plume[D].Massachusetts Insti?tuteofTechnology，2003.

[23]Haas J M.Low-perturbation interrogation of the internal and near-field plasma structure of a Hall thruster using a highspeed probe positioning system[M].University of Michigan，2001.

[24]HoferRR，ThesisPD.Thedevelopmentandcharacterization of High-efficiency，High-specific Impulse Xenon Hall Thruster[D].University of Michigan，Department of Aero?spaceEngineering，2004.

[25]Glover T W.Measurement of plasma parameters in the ex?haust of a magnetoplasma rocket by gridded energy analyzer andemissiveLangmuirprobe[D].RiceUniversity，2002.

[26]PollardJ.Plumeangular，energy，andmassspectralmeasure?ments with the T5 ion engine[C]//Joint Propulsion Confer?enceandExhibit，2013.

[27]Kim S W.Experimental investigations of plasma parameters and species-dependent ion energy distribution in the plasma exhaust plume of a Hall thruster[D].University of Michigan，1999.

[28]King L B.Transport-property and mass spectral measure?mentsintheplasmaexhaustplumeofaHall-effectspacepro?pulsionsystem[D].UniversityofMichigan，1998.

[29]Foster J E，Soulas G C，Patterson M J.Plume and discharge plasmameasurementsofannstar-typeionthruster[R].AIAA，2000.

[30]Walker M L R.Effects of facility backpressure on the perfor?mance and plume of a Hall thruster[M].University of Michi?gan，2005.

[31]Hofer R R，Walker M L R，Gallimore A D.A Comparison of nudeandcollimatedFaradayProbesforUsewithHallThrust?ers[C]//27th International Electric Propulsion Conference.Fairview Park，OH：Electric Rocket Propulsion Soc，2001：15-19.

[32]WalkerM，HoferR，GallimoreA.TheeffectsofnudeFaraday probe design and vacuum facility backpressure on the mea?sured ion current density profile of Hall thruster plumes[R].AIAA，2002.

[33]Kamhawi H，Soulas G C，Patterson M J，et al.NEXT ion en?gine 2000 hour wear test plume and erosion results[J].AIAA Paper，2004：3792.

[34]Peterson P Y，Thesis P D.The development and characteriza?tionofatwo-stageHybridHall/IonThruster[D].Universityof Michigan，DepartmentofAerospaceEngineering，2004.

[35]唐?？?離子推力器推力矢量偏角測(cè)試[J].真空與低溫，2009，15（2）：81-85.

[36]King L B，Gallimore A D.Ionic and Neutral Particle Trans?port Property measurements in the Plume of an SPT-100[C]//32ndJointPropulsionConference，LakeBuenaVista，1996.

[37]Beal B E，Gallimore A D.Energy analysis of a Hall thruster cluster[J].AnnArbor，2003，1001：48109.

[38]Kim S W，Gallimore A D.Plume study of a 1.35-kW SPT-100 using an ExB probe[J].Journal of Spacecraft and Rock?ets，2002，39（6）：904-909.

[39]WilliamsJrGJ，DomonkosMT，ChavezJM.Measurementof doublychargedionsinionthrusterplumes[C]//IEPC，2002.

[40]Vahrenkamp R P.Measurement of double charged ions in the beam of a 30 cm mercury bombardment thruster[R].AIAA，1973.

[41]唐?？?，張?zhí)炱?離子推力器羽流測(cè)量E×B探針設(shè)計(jì)及誤差分析[J].真空與低溫，2007，13（2）：77-80.

[42]顏則東，張劍鋒，柏樹(shù)，等.電推進(jìn)羽流污染物分析[J].真空與低溫，2011，17（s2）：177-180.

[43]李林凌，劉偉，趙爍.電推進(jìn)系統(tǒng)空間試驗(yàn)技術(shù)研究[J].航天器工程，2014，23（3）：126-132.

GROUND INTEGRATED TEST AND EVALUATION TECHNOLOGY FOR SPACE ELECTRIC PROPULSION

LI De-tian，ZHANG Wei-wen，ZHANG Tian-ping，GUO Ning，MENG Wei，TANG Fu-jun，YANG Fu-quan
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Physics，Lanzhou 730000，China）

Space thrust and specific impulse，plume effects，electromagnetic compatibility are the key performances of an electric propulsion system in space applications.This paper summarizes the micro-thrust measurement methods，such as optical measurement，doubles bell pendulum method，torsion scale method，three wire torsion pendulum method and electromagnetic compensation method.Then the modified thrust measurement method is proposed.For measuring the basic parameters of plume，ion current density distribution，ion energy distribution，doubly charged ions radio，plume sputtering deposition and so on，the corresponding measurement methods，the Langmuir probe，F(xiàn)araday probe，RPA，E×B probe，QCM and other corresponding measurement methods，can be applied.In the field of electromagnetic compatibility test，according to the working characteristics of electric propulsion，an experimental method based on transdermal wave sub-chamber is proposed.In a word，the method for the ground evaluation of space electric is provided.

electric propulsion；ground integrated test；space thrust and specific impulse；plume effects；electromag netic compatibility

V439+.1

A

1006-7086（2017）05-0266-08

10.3969/j.issn.1006-7086.2017.05.004

2017-08-03

重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室基金（No.6142207030103）

李得天（1966-），男，博士，博士生導(dǎo)師，研究員，主要從事航天測(cè)試計(jì)量技術(shù)研究工作。E-mail：lidetian@hotmail.com。